双活塞对向压缩风洞优化设计
发布时间：2021-02-23 19:30
双活塞对向压缩风洞是一种高超声速气流地面模拟试验设备,主要用来开展燃料在高超声速气流中燃烧的研究工作。本文围绕双活塞对向压缩风洞试验设备,主要开展以下工作:（1）国内外大部分高超声速气流试验设备的有效试验时间很短,通常都是毫秒量级,为满足长时间观察高超声速气流的燃烧现象,针对双活塞对向压缩风洞提出试验设备的优化方案。（2）对双活塞对向压缩风洞优化方案进行简单介绍,简化分析风洞设备运行时试验气体状态参数变化,简要分析试验设备各个子系统优化设计,从理论上证明优化后的试验设备能够延长有效试验时间。（3）优化的双活塞对向压缩风洞包括活塞缓冲装置、活塞止退系统和恒压系统,对各个子系统进行详尽设计,并完成试验设备搭建和调试工作。（4）对双活塞对向压缩风洞的优化方案进行试验验证和结果分析。双活塞对向压缩风洞验证试验的结果表明:本文的设计优化工作是切实有效的;试验设备驻室气体参数变化和试验气流流场显示同时证明,优化后的双活塞对向压缩风洞的有效时间至少是35ms,延长了一倍多的试验时间。
【文章来源】：北华航天工业学院河北省
【文章页数】：68 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
不同驱动方案产生的激波马赫数[45]37
双活塞对向压缩风洞优化设计4活塞驱动分为自由活塞压缩和受控活塞压缩：自由活塞压缩，在压缩终点不控制活塞回弹，其典型试验时间约为几个毫秒[49]；受控活塞压缩，通过采用止退或刹车装置防止活塞回弹，活塞压缩直接得到所需高温高压试验气体。1.2.2自由活塞压缩自由活塞驱动方式最初是由R.J.Stalker提出来的，故自由活塞驱动反射激波风洞亦称为Stalker管。如前所述，T4、T5、HEG和HIEST风洞[50,51]是自由活塞压缩技术的典型高焓应用风洞。（1）T4重活塞风洞T4重活塞风洞是澳大利亚昆士兰大学的自由活塞激波风洞[52]。T4压缩管长26m，直径229mm。有两类活塞，钢制92kg和铝制30.3kg。激波管长10m，直径76mm。风洞总焓一般在2.5~15MJ/kg，总压可达90MPa。图1.2是T4结构示意图，图1.3是喷管和总压支架。图1.2T4结构示意图[40]图1.3喷管和总压支架[52]（2）T5重活塞风洞图T5重活塞风洞是美国加州理工学院的自由活塞激波风洞[53]。T5风洞压缩管长30m，直径300mm，激波管长12m，直径90mm，喷管出口直径314mm，活塞最大质量150kg，最大焓值25MJ/kg，最大温度10000K，重活塞可将驱动气体压缩到130MPa（最大破膜压力），最大活塞速度300m/s，最大压缩温度为4600K，最大总压100MPa，气体流速范围3~6km/s。典型工况：激波管和压缩管膜片（主膜）厚度为7mm不锈钢，活塞速度150m/s，破膜后活塞前压力近似为常数，激波速度为4.2km/s，喷管驻室压力70MPa，总焓20MJ/kg。
双活塞对向压缩风洞优化设计4活塞驱动分为自由活塞压缩和受控活塞压缩：自由活塞压缩，在压缩终点不控制活塞回弹，其典型试验时间约为几个毫秒[49]；受控活塞压缩，通过采用止退或刹车装置防止活塞回弹，活塞压缩直接得到所需高温高压试验气体。1.2.2自由活塞压缩自由活塞驱动方式最初是由R.J.Stalker提出来的，故自由活塞驱动反射激波风洞亦称为Stalker管。如前所述，T4、T5、HEG和HIEST风洞[50,51]是自由活塞压缩技术的典型高焓应用风洞。（1）T4重活塞风洞T4重活塞风洞是澳大利亚昆士兰大学的自由活塞激波风洞[52]。T4压缩管长26m，直径229mm。有两类活塞，钢制92kg和铝制30.3kg。激波管长10m，直径76mm。风洞总焓一般在2.5~15MJ/kg，总压可达90MPa。图1.2是T4结构示意图，图1.3是喷管和总压支架。图1.2T4结构示意图[40]图1.3喷管和总压支架[52]（2）T5重活塞风洞图T5重活塞风洞是美国加州理工学院的自由活塞激波风洞[53]。T5风洞压缩管长30m，直径300mm，激波管长12m，直径90mm，喷管出口直径314mm，活塞最大质量150kg，最大焓值25MJ/kg，最大温度10000K，重活塞可将驱动气体压缩到130MPa（最大破膜压力），最大活塞速度300m/s，最大压缩温度为4600K，最大总压100MPa，气体流速范围3~6km/s。典型工况：激波管和压缩管膜片（主膜）厚度为7mm不锈钢，活塞速度150m/s，破膜后活塞前压力近似为常数，激波速度为4.2km/s，喷管驻室压力70MPa，总焓20MJ/kg。
【参考文献】：
期刊论文
[1]高超声速高焓风洞试验技术研究进展[J]. 姜宗林. 空气动力学学报. 2019(03)
[2]高焓激波风洞试验技术综述[J]. 谌君谋,陈星,毕志献,马汉东. 空气动力学学报. 2018(04)
[3]高超声速边界层转捩研究现状与趋势[J]. 杨武兵,沈清,朱德华,禹旻,刘智勇. 空气动力学学报. 2018(02)
[4]超声速和高超声速燃烧的数值研究[J]. 李恩义,乐贵高,马大为,张英琦,高俣. 弹道学报. 2017(01)
[5]膨胀管风洞活塞驱动关键技术初步研究[J]. 吕治国,常雨,钟涌,王东战,刘施然. 载人航天. 2016(02)
[6]爆轰驱动膨胀管性能研究[J]. 周凯,汪球,胡宗民,姜宗林. 航空学报. 2016(03)
[7]长实验时间对撞活塞压缩风洞原理研究[J]. 龙铁汉,徐胜利. 实验流体力学. 2015(02)
[8]高焓激波风洞有效试验时间的诊断[J]. 汪球,赵伟,余西龙,姜宗林. 航空学报. 2015(11)
[9]高超声速风洞气动力试验技术进展[J]. 唐志共,许晓斌,杨彦广,李绪国,戴金雯,吕治国,贺伟. 航空学报. 2015(01)
[10]日本自由活塞激波风洞HIEST概述[J]. 陈延辉. 飞航导弹. 2014(08)
本文编号：3048110
【文章来源】：北华航天工业学院河北省
【文章页数】：68 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
不同驱动方案产生的激波马赫数[45]37
双活塞对向压缩风洞优化设计4活塞驱动分为自由活塞压缩和受控活塞压缩：自由活塞压缩，在压缩终点不控制活塞回弹，其典型试验时间约为几个毫秒[49]；受控活塞压缩，通过采用止退或刹车装置防止活塞回弹，活塞压缩直接得到所需高温高压试验气体。1.2.2自由活塞压缩自由活塞驱动方式最初是由R.J.Stalker提出来的，故自由活塞驱动反射激波风洞亦称为Stalker管。如前所述，T4、T5、HEG和HIEST风洞[50,51]是自由活塞压缩技术的典型高焓应用风洞。（1）T4重活塞风洞T4重活塞风洞是澳大利亚昆士兰大学的自由活塞激波风洞[52]。T4压缩管长26m，直径229mm。有两类活塞，钢制92kg和铝制30.3kg。激波管长10m，直径76mm。风洞总焓一般在2.5~15MJ/kg，总压可达90MPa。图1.2是T4结构示意图，图1.3是喷管和总压支架。图1.2T4结构示意图[40]图1.3喷管和总压支架[52]（2）T5重活塞风洞图T5重活塞风洞是美国加州理工学院的自由活塞激波风洞[53]。T5风洞压缩管长30m，直径300mm，激波管长12m，直径90mm，喷管出口直径314mm，活塞最大质量150kg，最大焓值25MJ/kg，最大温度10000K，重活塞可将驱动气体压缩到130MPa（最大破膜压力），最大活塞速度300m/s，最大压缩温度为4600K，最大总压100MPa，气体流速范围3~6km/s。典型工况：激波管和压缩管膜片（主膜）厚度为7mm不锈钢，活塞速度150m/s，破膜后活塞前压力近似为常数，激波速度为4.2km/s，喷管驻室压力70MPa，总焓20MJ/kg。
双活塞对向压缩风洞优化设计4活塞驱动分为自由活塞压缩和受控活塞压缩：自由活塞压缩，在压缩终点不控制活塞回弹，其典型试验时间约为几个毫秒[49]；受控活塞压缩，通过采用止退或刹车装置防止活塞回弹，活塞压缩直接得到所需高温高压试验气体。1.2.2自由活塞压缩自由活塞驱动方式最初是由R.J.Stalker提出来的，故自由活塞驱动反射激波风洞亦称为Stalker管。如前所述，T4、T5、HEG和HIEST风洞[50,51]是自由活塞压缩技术的典型高焓应用风洞。（1）T4重活塞风洞T4重活塞风洞是澳大利亚昆士兰大学的自由活塞激波风洞[52]。T4压缩管长26m，直径229mm。有两类活塞，钢制92kg和铝制30.3kg。激波管长10m，直径76mm。风洞总焓一般在2.5~15MJ/kg，总压可达90MPa。图1.2是T4结构示意图，图1.3是喷管和总压支架。图1.2T4结构示意图[40]图1.3喷管和总压支架[52]（2）T5重活塞风洞图T5重活塞风洞是美国加州理工学院的自由活塞激波风洞[53]。T5风洞压缩管长30m，直径300mm，激波管长12m，直径90mm，喷管出口直径314mm，活塞最大质量150kg，最大焓值25MJ/kg，最大温度10000K，重活塞可将驱动气体压缩到130MPa（最大破膜压力），最大活塞速度300m/s，最大压缩温度为4600K，最大总压100MPa，气体流速范围3~6km/s。典型工况：激波管和压缩管膜片（主膜）厚度为7mm不锈钢，活塞速度150m/s，破膜后活塞前压力近似为常数，激波速度为4.2km/s，喷管驻室压力70MPa，总焓20MJ/kg。
【参考文献】：
期刊论文
[1]高超声速高焓风洞试验技术研究进展[J]. 姜宗林. 空气动力学学报. 2019(03)
[2]高焓激波风洞试验技术综述[J]. 谌君谋,陈星,毕志献,马汉东. 空气动力学学报. 2018(04)
[3]高超声速边界层转捩研究现状与趋势[J]. 杨武兵,沈清,朱德华,禹旻,刘智勇. 空气动力学学报. 2018(02)
[4]超声速和高超声速燃烧的数值研究[J]. 李恩义,乐贵高,马大为,张英琦,高俣. 弹道学报. 2017(01)
[5]膨胀管风洞活塞驱动关键技术初步研究[J]. 吕治国,常雨,钟涌,王东战,刘施然. 载人航天. 2016(02)
[6]爆轰驱动膨胀管性能研究[J]. 周凯,汪球,胡宗民,姜宗林. 航空学报. 2016(03)
[7]长实验时间对撞活塞压缩风洞原理研究[J]. 龙铁汉,徐胜利. 实验流体力学. 2015(02)
[8]高焓激波风洞有效试验时间的诊断[J]. 汪球,赵伟,余西龙,姜宗林. 航空学报. 2015(11)
[9]高超声速风洞气动力试验技术进展[J]. 唐志共,许晓斌,杨彦广,李绪国,戴金雯,吕治国,贺伟. 航空学报. 2015(01)
[10]日本自由活塞激波风洞HIEST概述[J]. 陈延辉. 飞航导弹. 2014(08)
本文编号：3048110
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/hangkongsky/3048110.html
